导弹用火箭冲压发动机的研究和试验

下一代最有前途的高性能的导弹推进系统之一,是固体燃料的整体式火箭冲压发动机。和同尺寸的火箭发动机相比,在一定程度上增加成本和结构的复杂性的情况下,能有高得多的性能(射程、速度)。为导弹选择这样一种推进系统,需要进行特殊的结构设计,而且还要研制适当的燃料。总之,本文的目的是叙述这样一种导弹的结构概念,介绍其性能和使用限制条件,以及(法国)国家宇航研究院在地面和飞行试验中获得的某些结果。在回顾了这个系统(性能高和结构紧凑)的优点后,我们对可以设想的结构形式和种种可能的燃料进行了概括的调研。研究的重点是: ——适用于不同飞行任务的进气道的结构和形式; ——助推器的各种整体安装方法; ——火箭冲压发动机燃料的类型,及其主要特性; ——燃烧室的结构形式。根据赋与的飞行任务选择火箭冲压发动机导弹的结构,显然得考虑可能指导其设计和限定其性能的某些约束性条件。这些就是:机动性,飞行范围,燃料的使用条件,导弹的探测等等。为了给这些研究提供一个具体的基础,法国发展了一个全尺寸的试验模型。在莫当中心,通过发动机的实际运行,完成了风洞试验。接着在1976年,从法国西南部的朗德试验中心,用一发装有火箭冲压发动机的试验弹进行了两次飞行试验。本文概述了遇到的主要问题,得到的结果和未来的计划。     

推进技术的进展对导弹效能的影响

本文讨论推进技术的进展对先进导弹系统的工作能力的影响。导弹推进系统在越来越强调先进的空气喷气式导弹的情况下,从火箭演化到冲压发动机,已经大大地增强了导弹的作战能力。冲压发动机,尤其是采用固体推进剂的发动机新技术方面的发展,使热值、密度、燃烧效率和系统组装的紧凑性有了大的提高。把这些技术改进应用于可能的飞行任务,使总的任务性能有了惊人的提高。这些大的性能增量为改进在杀伤概率和生存能力方面的飞行任务效能提供了一个基础。杀伤概率可以通过应用比较短的截击(目标)时间,改进齐射能力和减少各个系统的尺寸以便改良导弹运载工具的有效载重来提高。生存能力可以通过增大投射距离和较高的突防速度来增强。本文把使用各种各样的推进系统的导弹性能直接作了比较,论证了在各种各样的战术任务中这些改进的能力。被研究的系统从一般固体火箭到使用高能硼固体燃料的冲压发动机。     

固体冲压发动机的燃烧特性

为提高固体冲压发动机的飞行性能,提出一种新型管道式固体冲压发动机(DSFR)方案,由预燃室和冲压燃烧室组成。因为在预燃室与冲压燃烧室之间不节流,预燃室内的固体燃料在与吸入冲压燃烧室的压缩空气同样的压力下燃烧。飞行性能计算结果证明,飞行距离随飞行高度的增加而大幅度增加。为有效利用新型固体冲压发动机,必须采用压力指数为1的固体燃料。     

用于混合冲压发动机的固体燃料燃烧特性

使用固体燃料和液体燃料两种燃料的混合冲压发动机, 可望兼具固体燃料冲压发动机2次燃烧点火性/燃烧稳定性良好的特征和液体燃料冲压发动机比冲(Isp)性能高、 流量控制范围大的特征.针对混合冲压发动机用固体燃料, 试制了在适用的物质中添加硼(B)的固体燃料, 使用小型冲压发动机实施了仅用固体燃料状态的燃烧试验.试验结果显示, 1次燃烧特性和2次燃烧点火性能良好, 并利用改变空气导入方法提高了2次燃烧效率.     

固体燃料冲压发动机结构对性能的影响

在固体燃料冲压发动机 (SFRJ)性能分析基础上 ,通过数值模拟 ,研究了入口台阶相对高度、燃烧室和补燃室长度比对发动机推力、比冲的影响 .这种影响在不同飞行高度和速度下是一致的 .并分析了产生这些影响的原因 ,提出了相应的设计意见 .该研究将是导弹 -固体燃料冲压发动机一体化设计的基础     

固体燃料冲压发动机用富燃料推进剂的发展现状

由于优异的推进性能和简单的结构,固体燃料冲压发动机是最受关注的增程推进系统。综述了固体燃料冲压发动机的特点和对富燃料推进剂的要求,重点介绍了该富燃料推进剂的分类,指出了燃料研制过程需要突破的关键技术,如固体燃料点火技术、抗高过载技术、燃烧效率提高技术、燃速控制技术、燃料综合性能提高技术等。     

冲压发动机固体燃料配方

冲压发动机固体燃料配方１本发明的背景本发明是关于冲压发动机燃料，特别是关于那些由端羟基聚丁二烯（ＨＴＰＢ）组成的固体冲压发动机燃料。虽然目前含有ＨＴＰＢ的可用标准固冲燃料的性能是能够满足要求的，但仍然很想往有更高性能的冲压发动机固体燃料配方来显著地提...     

固体燃料的超声速燃烧研究进展

介绍了超燃冲压发动机的用途、特点, 综述了国外固体燃料应用于超燃冲压发动机的研究成果, 总结了固体燃料的超声速燃烧得以发生和持续的条件, 通过对文献的归纳, 认为固体燃料可以进行超声速燃烧, PMMA和HTPB等燃料具有适合超声速燃烧的性能, 展望了富燃料推进剂在超燃冲压发动机中的应用前景, 对发展超燃固体富燃料推进剂提出了建议.     

固体燃料冲压发动机研究的有关问题

固体燃料冲压发动机具有结构简单、能量高、燃烧稳定、可靠性高等一系列优点。多年来的研究和飞行试验证明,在将来的战术导弹中应用具有很大的竞争力。本文介绍了固体燃料冲压发动机研制中的特殊问题,包括燃烧和流动特性、固体燃料的侵蚀速率、火焰稳定和燃烧效率、进气道与燃烧室匹配等等。结论认为这些问题均已解决,并且得到了大量的基本工程数据,达到了液体冲压发动机的技术水平。     

固体燃料冲压发动机在小口径弹药上的应用

总结了固体燃料冲压发动机的发展过程和现状,分析其工作性能和应用于小口径弹药上需解决的关键技术,如突扩燃烧机理、燃料流量及燃速特性、散布控制、燃烧效率、补燃室设计等,以及解决相关问题的可能途径和方法,最后给出固体燃料冲压发动机应用于小口径弹药时的总体结构布置     

温度对固体燃料冲压发动机燃料性能和燃烧的影响

引言非金属燃料和含金属燃料均可用于固体燃料冲压发动机(SFRJ)。人们已研制出具有高的燃烧效率的高能含金属燃料,因为密度较高,从而可增加燃料装填量。很多燃烧研究一直使用了非金属燃料。最近,含金属燃料也很受重视。通常,含金属燃料(硼、镁、铝等等)的燃烧效率并不高,有时要用一些添加剂来提高它的性能。为了能适应实战要求,必须论证固体燃料冲压发动机在超过预定的工作温度范围时的燃料性能稳定性和燃烧特性。     

冲压导弹飞行-燃料联合控制的综合

为研究联合的飞行-燃料控制系统,进行了分析研究和计算模拟,这种系统用于控制冲压导弹的纵向平面飞行航迹和冲压导弹的动力学。所选择的导弹飞行任务和控制目的假定代表了舰队防空任务。设导弹从超音速的飞机上发射,并根据指令加速和爬升到截击的高度。飞行状态包括高度从20,000～80,000呎,马赫数从2.0～4.0。控制综合程序把飞行器和发动机看成单一的整体动态系统。应用最佳控制方法来设计非线性程序增益反馈控制器,并假定(1)反馈所有的状态变量(最佳的控制器)和(2)不完全的状态变量反馈(次最佳的控制器)。控制器采用飞行器运动数据和发动机热力数据,以及高度和速度指令变化,以产生舵偏和燃料流量的改变。在分析设计程序中使用全部状态变量-最佳控制器-得出控制形式,其中(1)燃料控制在更大的程度上依赖于高度和航迹倾角的反馈,而较少依赖于燃烧室压力反馈;(2)舵的控制也很少应用燃烧室压力反馈。因此,这种导弹和战斗任务的重要反馈变量为高度、速度、航迹倾角、俯仰角;而燃烧室压力和俯仰速率不是主要的。得出的结果表明,仅仅应用上述重要反馈变量的次最佳控制器所提供的导弹动态响应,非常接近于由全最佳控制器所提供的性能。在将来的研究中,应该考虑这些结果会受到飞行任务的限制。特别,应该包括考虑发射条件的变化、亚音速火箭助推段、终端截击机动飞行,以便确定它们对整个飞行-燃料联合控制思想的影响。也应该进行其他方面的研究,以便确定采用现在的液压机设备是否能完成联合控制装置,或者是否要求弹上数字电子设备。     

碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的开发、验证与应用

美国空军的碳氢燃料超燃冲压发动机技术(HySET)计划目前仍在进行中。该计划旨在探索Ma=4～8的液体碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的技术基础，用于开发一次性使用和可重复使用的高超声速军用飞行器。HySET计划的近期应用对象是高超声速巡航导弹。该计划第1阶段确定了飞行器和适于飞行使用的发动机的初步设计，同时提出超燃冲压发动机部件的技术要求。第2阶段使飞行器和飞行发动机的设计进一步成熟，同时完成进气道、燃烧室和结构部件的试验。目的是证明，如果HySET计划的推进系统可以达到目标，由超燃冲压发动机推进的导弹能够满足任务要求。第2阶段验证了增加一体化规模和程度时，部件的性能和结构耐用性。与此同时，由波音公司和普惠公司组成的协作小组负责HySET超燃冲压发动机与高超声速导弹的一体化。后者是波音公司根据国防高级研究计划局的可负担得起的快速反应导弹演示器(ARRMD)计划研制的。ARRMD计划旨在开发并验证一种廉价的高超声速打击导弹，该计划分两个阶段进行，目前已完成第1阶段工作，进入第2阶段研制。     

碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的开发、验证与应用

美国空军的碳氢燃料超燃冲压发动机技术(HySET）计划目前仍在进行中，该计划旨在探索Ma=4～8的液体碳氢燃料超燃冲压发动机推进系统的技术基础，用于开发一次性使用和可重复使用的高超声速军用飞行器。HySET计划的近期应用对象是高超声速巡航导弹，该计划第1阶段确定了飞行器和适于飞行使用的发动机的初步设计，同时提出超燃冲压发动机部件的技术要求，第2阶段使飞行器和飞行发动机的设计进一步成熟，同时完成进气道，燃烧室和结构部件的试验。目的是证明，如果HySET计划的推进系统可以达到目标，由超燃冲压发动机推进的导弹能够满足任务要求，第2阶段验证了增加一体化规模和程度时，部件的性能和结构耐用性， 与此同时，由波音公司和普惠公司组成的协作小组负责HySET超燃冲压发动机与高超声速导弹的一体化。后者是波音公司根据国防高级研究计划局的可负担得起的快速反应导弹演示器（ARRM）计划研制的，ARRMD计划旨在开发并验证一种廉价的高超声速打击导弹，该计划分两个阶段进行。目前已完成第1阶段工作，进入第2阶段研制。     

美国冲压发动机发展工作的进展

据美国《宇航》杂志1983年12月报道,在空军倡议下为固体燃料冲压发动机研制了一种新的烃基燃料。验证情况表明,这种新燃料在密度、热释放和燃烧效率等参数方面要高于原有燃料10%。别的固体燃料冲压发动机技术工作包括空军发起的推力调节方案方面的、海军发起的固体燃料冲压发动机验证计划和继续发展陆军倡议的炮射火箭     

组合火箭——冲压发动机用的整体喷管分离器

目前,导弹推进技术已发展到一个新阶段,即助推火箭发动机和冲压主发动机可以整装在同一导弹之中。这种结构的优点是,可以使导弹的形状、尺寸和重量易于达到最佳化;由于两种发动机连续工作,又可同用一个燃烧室;而且,火箭发动机还能用来预热冲压发动机燃料。为使火箭和冲压发动机都能有效的工作,各个发动机必须有与此相适应的喷管。由于冲     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

单级火箭-冲压的方案确定及性能

在地面 M=2模拟飞行条件下,对整体助推器的火箭-冲压发动机的简单的独创方案作了试验鉴定。这种被称为“空气动力”的方案采用双重功能的喷管,既用于加速也用于巡航飞行,完全用固体燃料,且没有任何要分离的活动部件。就结构紧凑而言,这种方案与那种把助推器完全包容在冲压发动机燃烧室里的完全整体的方案(所谓“机械”方案)比较起来略为逊色,但从技术工艺上讲却简单得多。由于在巡航飞行时采用自动热分解大比重固体燃料,使本发动机有可能在一方面,具有比采用煤油时更高的单位容积冲量(单位燃料容积的比冲);另一方面,其简易程度又可与固体火箭相比拟。大比例尺模型上的综合试验证实了分析结果,特别证实了关于环形双重功能的尾喷管以及固体燃料燃烧室的分析。试验还表明,将这一台发动机用于两个飞行阶段上的巨大灵活性。看来,这种发动机的性能可能适用于某些战术性军事用途。     

固体燃料火箭/冲压发动机

当苏联人的SA-6导弹第一次出现在1973年的中东战争时,吓坏了西方国家,后来发现SA-6导弹采用的是固体燃料火箭发动机。这就促使大多数西方国家加紧对这种火箭发动机推进系统的研究。美国早在六十年代初期就开始研究火箭/冲压发动机。但是,美国的计划主要是研究液体燃料/冲压发动机。六十年代末,美国在进行液体燃料火箭/冲压发动机的首批飞行试验中遇到了     

固体燃料冲压发动机燃烧室内流场数值模拟

为研究突扩台阶高度、尺寸缩放及燃料长度对固体燃料冲压发动机燃面退移速率及火焰稳定性能的影响,以聚乙烯为燃料,对固体燃料冲压发动机燃烧室内流场进行了数值模拟研究。结果表明:随着突扩台阶高度的不断增大,燃料通道内的湍流动能逐渐增大,燃料的燃面退移速率、补燃室温度及压力逐渐增大;在保证空气质量通量及总温相同、几何相似的条件下,随着尺寸的不断减小,燃料壁面附近的温度梯度及有效导热系数不断增大,使燃料的燃面退移速率逐渐增大,富氧程度降低,补燃室压力增大,回流区内燃料汽化的吸热速率占该区域内化学反应的总放热速率的比例不断升高,发动机火焰稳定性能降低;在保证其他参数相同时,在增大燃料长度,同时不改变燃料通道内相同轴向位置处的流场温度、燃料燃面退移速率及组分分布的情况下,燃料长度越长,固体燃料的平均燃面退移速率越小,补燃室温度及压力越高。